XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: lb561 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2918 0.07415 0.06876 0.0248 0.9995 0.3822 -2.750 -0.2512 0.06979 0.06476 0.0171 0.9995 0.3490 -2.500 -0.1509 0.06721 0.06219 -0.0038 0.7058 0.3116 -2.250 -0.1196 0.06654 0.06051 -0.0051 0.6325 0.2950 -2.000 -0.0832 0.06539 0.05852 -0.0076 0.5900 0.2792 -1.750 -0.0455 0.06439 0.05695 -0.0097 0.5604 0.2692 -1.500 -0.0036 0.06330 0.05545 -0.0129 0.5377 0.2601 -1.250 0.0410 0.06292 0.05442 -0.0165 0.5199 0.2521 -1.000 0.0799 0.06272 0.05363 -0.0180 0.5048 0.2491 -0.750 0.1230 0.06263 0.05329 -0.0215 0.4925 0.2486 -0.500 0.1643 0.06291 0.05323 -0.0242 0.4831 0.2496 -0.250 0.2034 0.06331 0.05345 -0.0263 0.4774 0.2531 0.000 0.2423 0.06421 0.05422 -0.0290 0.4737 0.2587 0.250 0.2824 0.06564 0.05565 -0.0333 0.4713 0.2658 0.500 0.3196 0.06748 0.05742 -0.0373 0.4695 0.2742 0.750 0.3515 0.06930 0.05948 -0.0408 0.4690 0.2867 1.000 0.3813 0.07153 0.06185 -0.0440 0.4701 0.3052 1.250 0.4083 0.07362 0.06432 -0.0464 0.4731 0.3358 1.500 0.4247 0.07735 0.06871 -0.0539 0.4859 0.3653 2.250 0.4680 0.08822 0.08051 -0.0648 0.5287 1.0005 2.500 0.4587 0.09310 0.08530 -0.0689 0.5569 1.0005 2.750 0.4069 0.09737 0.09027 -0.0715 0.6082 1.0005 3.000 0.3584 0.10301 0.09498 -0.0743 0.6886 0.4011 3.250 0.0960 0.09966 0.09023 -0.0460 0.9995 0.2608 3.500 0.1148 0.10195 0.09236 -0.0469 0.9995 0.2678 4.000 0.1526 0.10675 0.09710 -0.0490 0.9995 0.2884 4.250 0.1717 0.10930 0.09973 -0.0501 0.9995 0.3069 4.500 0.1925 0.11189 0.10275 -0.0515 0.9995 0.3427 5.000 0.2101 0.11252 0.10461 -0.0499 0.9995 1.0005